Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом



Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом
Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом
Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом
Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом

 


Владельцы патента RU 2554515:

Федеральное государственное унитарное предприятие "Московское опытно-конструкторское бюро "Марс" (ФГУП МОКБ "Марс") (RU)

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления летательными аппаратами. Техническим результатом изобретения является повышение динамической точности управления. Устройство управления содержит датчик угла крена, датчик угловой скорости по крену, датчик угла курса, датчик угловой скорости по курсу, датчик скоростного напора, первый и второй суммирующие усилители, задатчик сигнала управления по курсу, первый и второй блоки вычитания, инвертирующий усилитель, первый и второй функциональные нелинейные элементы с управляемым ограничением, нелинейный элемент с ограничением, нелинейный элемент с зоной нечувствительности и усилитель. 1 ил.

 

Изобретение относится к устройствам управления для бортовых систем автоматического управления боковым движением нестационарного летательного аппарата (ЛА) с боковым горизонтальным рулевым оперением.

Известны устройства управления для систем, в которых каналы управления креном и курсом содержат элементы вычитания и суммирующие усилители, формирующие по задающим воздействиям и сигналам датчиков состояния управляющие воздействия на исполнительные приводы ЛА [1].

Недостатками такой реализации являются ограниченные возможности управления и невысокая статическая и динамическая точность.

Наиболее близким к предлагаемому изобретению является адаптивное устройство управления летательным аппаратом, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные датчик скоростного напора и функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя, а выход - со вторым входом второго блока вычитания, нелинейный элемент с ограничением, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя соединен со входом инвертирующего усилителя [2].

Недостатками известного устройства являются ограниченные функциональные возможности и невысокая статическая и динамическая точность управления в нестационарных условиях применения летательного аппарата - при переменной скорости и высоте полета.

Решаемой в предложенном устройстве управления технической задачей является расширение функциональных возможностей и повышение статической и динамической точности управления в условиях существенной нестационарности ЛА. Предложенным построением устройства управления достигается функциональная возможность повышения интенсивности управления и увеличение статической и динамической точности при изменяющихся скорости и высоте полета летательного аппарата с двумя рулями в широких пределах.

Указанный технический результат достигается тем, что в известное устройство управления ЛА, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные первый датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен с первым суммирующим усилителем, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные датчик скоростного напора и первый функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя, а выход - со вторым входом второго блока вычитания, нелинейный элемент с ограничением, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя соединен со входом инвертирующего усилителя, дополнительно введены последовательно соединенные нелинейный элемент с зоной нечувствительности, вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, усилитель и второй функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, выход которого соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя, а второй вход с выходом датчика скоростного напора, при этом третий вход первого и второго суммирующих усилителей соединен с выходом датчика скоростного напора.

Действительно, при этом обеспечивается форсированная отработка сигналов по курсу посредством маневров по крену с учетом изменяющихся условий нестационарности ЛА и уровня отрабатываемых воздействий.

На чертеже представлена блок-схема модернизированного адаптивного устройства координированного управления летательным аппаратом.

Устройство управления содержит инвертирующий усилитель 1 (ИУ), последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену 2 (ДУСКр) и первый суммирующий усилитель 3 (1СУ), последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу 4 (ЗСУКур), первый блок вычитания 5 (1БВ) и второй суммирующий усилитель 6 (2СУ), второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу 7 (ДУСКур), последовательно соединенные датчик угла крена 8 (ДУКр) и второй блок вычитания 9 (2БВ), выход которого соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя 3, датчик угла курса 10 (ДУКур), выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания 5, последовательно соединенные датчик скоростного напора 11 (ДСН) и первый функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением 12 (1ФНЭУО), второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя 1, а выход - со вторым входом второго блока вычитания 9, нелинейный элемент с ограничением 13 (НЭО), вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя 3, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя 6 соединен со входом инвертирующего усилителя 1. Эти звенья образуют первый, основной канал. Кроме того, устройство также содержит последовательно соединенные нелинейный элемент с зоной нечувствительности 14 (НЭЗН), вход которого соединен с выходом первого блока вычитания 5, усилитель 15 (У) и второй функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением 16 (2ФНЭУО), выход которого соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя 3, а второй вход с выходом датчика скоростного напора 11. Эти звенья образуют второй, форсирующий канал. Канал адаптации передаточных чисел сформирован введением соединений датчика скоростного напора 11 с усилителями 3 и 6.

Устройство управления работает следующим образом.

Основные сигналы управления в каналах курса σψ и крена δγ формируются, соответственно, блоками 4, 5, 6, 7, 10 канала курса и 1, 2, 3, 8, 9, 12 канала крена:

где K, K - передаточные коэффициенты второго усилителя 6;

Δψ - сигнал рассогласования по курсу на выходе первого блока вычитания 5;

ψ - сигнал датчика угла курса 10;

ψзад. - задающий сигнал по курсу на выходе задатчика сигнала управления по курсу 4;

ωy - сигнал датчика угловой скорости по курсу 7;

K, K - передаточные коэффициенты первого усилителя 3;

Δγ - сигнал рассогласования по крену на выходе второго блока вычитания 9;

γ - сигнал датчика угла крена 8;

γупр. - управляющий сигнал по крену на выходе первого функционального нелинейного элемента с управляемым ограничением А 12;

ωx - сигнал датчика угловой скорости по крену 2.

Сигнал γупр. формируется блоками 1 и 12. Блок 1 подключен входом по сигналу σψ к выходу второго суммирующего усилителя 6. Выход блока 12 подключен ко входу второго блока вычитания 9.

Устройство управления работает в режиме стабилизации и управления сигналов ψзад через основной канал, сочетающий последовательно соединенные каналы курса и крена, и дополнительный (второй) форсирующий канал, состоящий из блоков 14, 15, 16 и формирующий дополнительную компоненту Δσγ в непосредственной функции от сигнала Δψ, именно:

1. Малые сигналы в пределах ±ε, выставляемые в блоке 14, отрабатываются основным каналом координированного управления для режима стабилизации, определяющего значения сигнала Δψ вблизи нуля. При этом величина ε соответствует (0,05-0,1) диапазона штатно-номинальных значений Δψ в пределах ±A. Таким образом, дополнительный сигнал Δσγ=0, и сигнал σγ определяется в соответствии с (2).

2. Сигналы Δψ в пределах

отрабатываются совместно основным каналом и дополнительным. Последний имеет собственное ограничение B, составляющее B=(0,1÷0,4)A.

Для этого случая в основной сигнал управления по крену по (2) добавляется сигнал с блока 16 Δσγ, т.е.

В усилителе 15 сигнал с блока 14 усиливается.

3. Сигнал Δσγ при |Δσγ|>B соответствует значению B, выставленному в блоке 16. В этом случае

При отработке сигналов ψзад канал курса формирует сигнал σψ, а канал крена - в режиме координированного управления с отработкой сигнала γупр≠0 и с инвертированием на усилителе 1 и дальнейшим функциональным ограничением A полученного сигнала в блоке 12. Второй функциональный нелинейный элемент 16 с управляемым ограничением A обеспечивает требуемое ограничение сигнала, поступающего с блока 15. Ограничения в блоках 12 и 16 и передаточные коэффициенты K, K, K, K в блоках 3 и 6 определены в функциональной зависимости от скоростного напора q, поступающего от датчика 11, обеспечивая адаптивную перестройку в условиях нестационарности ЛА. Нелинейный элемент с ограничением 13 обеспечивает выполнение ограничения выходного сигнала канала крена σγ для подачи на рулевые приводы летательного аппарата в виде σ γ о г р .

Необходимость в варьировании ограничений блоков 12 и 16 в функции скоростного напора q может быть пояснена следующим образом.

Действительно, в соответствии, например, с [3] угол курса ψ летательного аппарата в координированном движении связан с углом крена γ интегральной зависимостью

где коэффициент Kγ имеет вид

где g - ускорение свободного падения;

m - масса летательного аппарата;

s - характерная площадь летательного аппарата;

ϑ - угол тангажа;

q - скоростной напор.

Таким образом, зависимость (9) можно записать

где

Тогда уравнение (8) примет вид

приняв с точностью до динамики γ≈γупр, получим

Изменение высоты и скорости определяется для анализа и построения устройства управления величиной скоростного напора q.

Для сохранения стабильности соотношения

в блоке 12 вводится прямо пропорциональное изменение уровня ограничения γупр в функции от q. Аналогично определена и зависимость Δσγ(q).

Все блоки устройства управления являются стандартными и могут быть реализованы на элементах автоматики и вычислительной техники, например, по [4, 5].

Таким образом, предложенное модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом позволяет расширить функциональные возможности устройства в условиях изменения задающих воздействий в широких пределах и повысить статическую и динамическую точность управления.

Источники информации

1. И.А. Михалев и др. Системы автоматического управления самолетом. М.: Машиностроение, 1987 г., с.174.

2. Патент РФ №2367993 от 20.09.2009 г., МПК G05D 1/00.

3. В.А. Боднер. Теория автоматического управления полетом. М.: Наука, 1964, с. 113÷117 и с.42.

4. В.Б. Смолов. Функциональные преобразователи информации. Л.: Энергоиздат, Ленинградское отделение, 1981, с.22, 41.

5. А.У. Ялышев, О.И. Разоренов. Многофункциональные аналоговые регулирующие устройства автоматики. М.: Машиностроение, 1981, с.107, 126.

Модернизированное адаптивное устройство координированного управления летательным аппаратом, содержащее инвертирующий усилитель, последовательно соединенные датчик угловой скорости по крену и первый суммирующий усилитель, последовательно соединенные задатчик сигнала управления по курсу, первый блок вычитания и второй суммирующий усилитель, второй вход которого соединен с выходом датчика угловой скорости по курсу, последовательно соединенные датчик угла крена и второй блок вычитания, выход которого соединен со вторым входом первого суммирующего усилителя, датчик угла курса, выход которого соединен со вторым входом первого блока вычитания, последовательно соединенные датчик скоростного напора и первый функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, второй вход которого соединен с выходом инвертирующего усилителя, а выход - со вторым входом второго блока вычитания, нелинейный элемент с ограничением, вход которого соединен с выходом первого суммирующего усилителя, а выход является выходом устройства, при этом выход второго суммирующего усилителя соединен со входом инвертирующего усилителя, отличающееся тем, что оно содержит последовательно соединенные нелинейный элемент с зоной нечувствительности, вход которого соединен с выходом первого блока вычитания, усилитель и второй функциональный нелинейный элемент с управляемым ограничением, выход которого соединен с третьим входом первого суммирующего усилителя, а второй вход с выходом датчика скоростного напора, при этом третий вход первого и второго суммирующих усилителей соединен с выходом датчика скоростного напора.



 

Похожие патенты:

Изобретение относится к области комплексного контроля инерциальных навигационных систем управления подвижными объектами и, в частности, к средствам аппаратурно безызбыточного контроля систем ориентации и навигации беспилотных и дистанционно пилотируемых летательных аппаратов повышенной информационной производительности.

Изобретение относится к бортовым устройствам для систем автоматического управления беспилотными летательными аппаратами (БПЛА). Техническим результатом является повышение устойчивости процессов управления.

Изобретение относится к бортовому радиоэлектронному оборудованию. Техническим результатом является повышение надежности.
Изобретение относится к области приборостроения и может найти применение при управлении беспилотными летательными аппаратами (БЛА). Технический результат - повышение эффективности управления путем независимого ввода дополнительных поправок в каждый из приводов наведения БЛА и повышение точности наведения.

Группа изобретений относится к способу соединения гофрированного шланга с корпусом. В корпусе выполняют высверленное отверстие с диаметром, меньшим чем наружный диаметр гофрированного шланга, и заправляют или запрессовывают гофрированный шланг в отверстие.

Изобретение относится к технике управления и может применяться для наведения летательных аппаратов (ЛА) на радиоизлучающие воздушные цели с использованием угломерных двухпозиционных радиолокационных систем.

Изобретение относится к средствам управления, а более конкретно - к системам поиска, обнаружения, опознавания и слежения, получившим широкое распространение во многих областях народного хозяйства и в военной технике.

Группа изобретений относится к сельскому хозяйству и может быть использована при управлении траекторией транспортного средства относительно уборочной машины при ее разгрузке на ходу в процессе уборки.

Устройство для управления самолетом, состоящее из задатчика крена, сигнал с которого поступает на сумматоры, на которые также поступает общий сигнал от системы управления вектором тяги, а сигналы с этих сумматоров усиливаются усилителями, с входов которых поступают на исполнительные механизмы сопел.

Группа изобретений относится к автономным цифровым интегрированным комплексам бортового электронного оборудования многодвигательных воздушных судов. Бортовая система информационной поддержки содержит модуль динамики взлета, модуль высотно-скоростных и метеорологических параметров, модуль летно-технических характеристик, модуль аэродинамики, модуль тяги силовых установок, модуль базы данных аэродромов и мировую базу данных рельефа подстилающей поверхности EGPWS повышенной точности в 3D формате и минимальных безопасных высот, модуль анализа и принятия решений и другие модули.

Группа изобретений относится к средствам корректировки направления движения подъемно-транспортной машины. Технический результат заключается в автоматизации выполнения маневра корректировки направления движения подъемно-транспортной машины с использованием по меньшей мере одного установленного на ней сенсорного датчика.

Изобретение относится к наземным робототехническим средствам транспорта груза в заданную точку пространства, а также доставке роботизированного средства в заданное место для выполнения им иных функций без присутствия человека.

Изобретение относится к военной технике и может быть использовано в беспилотных летательных аппаратах (БПЛА). Устройство для контроля высоты подрыва боевой части БПЛА содержит передающую часть со средствами для контроля высоты аппарата и формирования вспышки со средствами управления и излучения, принимающую часть со средствами для фильтрации помех, приема звуковых сигналов и видеорегистрации, наземную телеметрическую станцию, средство для обработки данных.

Изобретение относится к области авиационного приборостроения, в частности к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при заходе на посадку. Техническим результатом является повышение безопасности совершения посадки ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Изобретение относится к способу управления траекторией летательного аппарата (ЛА) при посадке на незапрограммированный аэродром. Техническим результатом является повышение безопасности полета ЛА.

Изобретение относится к способу повышения надежности сенсорных систем (1) для определения положения летающих объектов. Технический результат - повышение надежности таких систем.

Изобретение относится к области управления полетами планирующих беспилотных летательных аппаратов (БЛА) и может быть использовано при планировании их маршрутов и соответствующих траекторий. Техническим результатом является повышение эффективности управления планирующим беспилотным летательным аппаратом. Сущность способа заключается в заблаговременном расчете маневренных траекторий беспилотного летательного аппарата, фиксации координат их опорных точек во вспомогательной системе координат, которые затем задают в полетном задании вместе с данными для привязки вспомогательной системы координат к Земле в точке цели и используют в полете в качестве промежуточных точек наведения по методу требуемых ускорений. 2 ил., 3 табл.

Изобретение относится к погрузочно-разгрузочным машинам и системам их управления. Система управления погрузочно-разгрузочной машиной содержит носимое устройство управления и соответствующий приемник на погрузочно-разгрузочной машине. Носимое устройство управления носит оператор, взаимодействующий с погрузочно-разгрузочной машиной, и оно содержит передатчик беспроводной связи и орган управления движением, соединенный с передатчиком с возможностью передачи информации. Включение органа управления движением вызывает передачу передатчиком беспроводной связи сигнала первого типа, содержащего запрос на движение погрузочно-разгрузочной машины в первом направлении. Приемник, расположенный на погрузочно-разгрузочной машине, предназначен для приема сигналов, передаваемых передатчиком беспроводной связи. Обеспечивается перемещение погрузочно-разгрузочной машины в соответствии с сигналами, принятыми приемником. 2 н. и 18 з.п. ф-лы, 12 ил.

Изобретение относится к системам управления двигателями беспилотных летательных аппаратов (БПЛА), запускаемых с авиационных носителей, в частности к способам и устройствам для управления тягой двигателей БПЛА, позволяющим обеспечивать заданную скорость или дальность полета. Технический результат заключается в уменьшении веса и габаритов устройства и сокращении времени обработки данных, а также повышении достоверности полученных результатов, позволяющих регулировать расход топлива для выполнения полетного задания. Предлагаемые способы и устройство позволяют решить задачи выхода БПЛА в заданную точку за заданное время, а также сведение в строй нескольких БПЛА на участке атаки цели. Устройство для реализации предложенных способов включает в себя объект управления, двигатель, первый модуль расчета, первый, второй и третий модули переключения, первый, второй, третий и четвертый модули суммирования, первый и второй модули интегрирования, модуль усиления, модуль расчета коэффициента передачи, модуль ограничения управляющего сигнала, модуль определения текущего расхода топлива, модуль расчета располагаемого текущего расхода, модуль формирования управляющего сигнала. 3 н.п. ф-лы, 1 ил.
Наверх